1 福建江夏学院电子信息科学学院, 福州 350000
2 兰州理工大学电气工程与信息工程学院, 兰州 730000
3 厦门理工学院电气工程与自动化学院, 福建 厦门 361000
针对高超声速飞行器非线性、快时变等特点, 研究小波基预测函数控制方法, 旨在改善传统阶跃函数基预测函数控制的控制性能, 同时实现高超声速飞行器的实时控制。首先,将高超声速飞行器非线性模型转换为状态相关的线性模型, 然后,将控制律表示为小波函数的线性组合, 控制律的计算转换为基函数系数的计算, 极大地降低了优化计算的维数, 可以实现对高超声速飞行器的实时控制。与传统的预测函数控制方法不同, 将小波函数作为基函数能充分利用小波的多尺度分析和紧局部特性, 通过灵活设置小波基函数的个数及位置分布, 确保拟合点逼近要求的同时兼顾整体控制性能。仿真结果表明, 相比于传统的阶跃函数基预测函数控制, 小波基预测函数控制具有更好的跟踪性能。
高超声速飞行器 小波基函数 预测函数控制 实时控制 hypersonic vehicle wavelet basis function predictive function control real-time control
国防科技大学 前沿交叉学科学院，长沙 410073
高超声速飞行器飞行期间，由于表面激波的影响，飞行器表面会生成等离子体鞘套。等离子体鞘套会吸收、反射和散射电磁波，导致通信信号发生衰减甚至中断，从而形成“黑障”问题。理论上来说，等离子体鞘套与微波的相互作用随微波电场幅值的变化呈现非线性，所以可能存在一个合适的电场幅值和辐照时间区间，使等离子体鞘套的电磁波透射率上升。针对这种可能性，采用有限元分析方法，对飞行器表面等离子体鞘套流场与电磁场进行二维耦合仿真，得到微波照射后等离子体鞘套透射率的改变情况。分别使用电场幅值为5×104、1×105、2.5×105、5×105 V·m−1的微波对等离子体鞘套进行30 ns的辐照，在辐照后等离子体鞘套对1.2 GHz和1.6 GHz的电磁波的最大透射率提升，为解决“黑障”问题提供了新的可能。
高超声速飞行器 等离子体鞘套 黑障 微波 耦合仿真 hypersonic vehicle plasma sheath blackout microwave coupling simulation 强激光与粒子束
2023, 35(8): 089001
红外与激光工程
2022, 51(10): 20220023
红外与激光工程
2021, 50(12): 20210182
试验物理与计算数学重点实验室, 北京 100094
由于临近空间高超声速飞行器具有速度快、高度低、机动能力强的优点,故以陆/海基雷达、高轨红外卫星为主建立的预警探测体系难以对其实施全程有效探测。因此,针对高超声速飞行器的技术特点,对低轨红外卫星的探测能力和全球覆盖性进行了研究。首先,基于类HTV-2升力体的气动外形,模拟了典型工况参数下飞行器的表面温度分布。然后,构建了低轨红外卫星探测模型。结合红外探测器典型性能参数,给出了不同轨道高度下探测器信噪比与观测视角和工作波段的关系,并得到了红外卫星在550 km和1600 km轨道高度下的有效探测半锥角。最后,给出了具有全球探测能力的低轨红外卫星星座的构型及主要参数。
探测器 目标探测 低轨红外卫星 星座构型 高超声速飞行器 全球覆盖 光学学报
2021, 41(21): 2104002
1 南京信息工程大学, 南京 210044
2 江苏省大气环境与装备技术协同创新中心, 南京 210044
针对高超声速飞行器(HSV)在巡航段飞行时模型参数不确定和干扰的问题, 提出了HSV鲁棒预测滑模姿态控制方法, 由系统实际输出值与参考轨迹的误差设计滑模面, 引入预测函数对误差进行预测可得未来时刻的滑模面, 再利用改进的滑模趋近律设计快慢回路控制器。该方法能使HSV在参数不确定和有干扰的情况下, 保证姿态系统稳定, 精确跟踪指令信号, 具有较强的鲁棒性, 提高了系统的控制性能。最后, 通过仿真验证了该方法的有效性。
高超声速飞行器 鲁棒预测滑模 姿态控制 滑模趋近律 Hypersonic Vehicle(HSV) robust predictive sliding mode attitude control sliding mode approaching law
针对高超声速飞行器纵向模型存在的不确定性与外界干扰问题,基于终端滑模控制理论,设计了带有滑模干扰观测器的非线性动态逆控制器。对飞行器的纵向运动模型进行反馈线性化,实现高度与速度通道的解耦,用极点配置方法设计非线性动态逆控制器。将模型参数不确定性和外界干扰视为“等效扰动”,设计滑模干扰观测器估计系统的等效扰动,将其反馈到动态逆控制器进行补偿。仿真结果表明,该控制器能够快速稳定地跟踪指令信号,而且在干扰存在时具有较强的鲁棒性,满足高超声速飞行控制要求。
高超声速飞行器 反馈线性化 滑模干扰观测器 动态逆控制器 hypersonic vehicle feedback linearization sliding mode disturbance observer dynamic inverse controller
1 南京航空航天大学自动化学院，南京 210016
2 桂林航天工业学院电子信息与自动化学院，广西 桂林 541004
针对高超声速飞行器存在参数不确定性的问题，设计了双幂次滑模反演控制器。首先，将高超声速飞行器动力学模型表示为严反馈形式，在反演设计的过程中采用动态面控制的方法避免微分膨胀问题;其次，在反演控制的基础上结合了滑模控制方法，并在滑模控制中采用双幂次趋近律以消除抖振的影响。基于Lyapunov稳定性原理证明了方法的稳定性。仿真结果表明，在考虑较大参数不确定性的情况下，基于反演控制的双幂次滑模控制器实现了高度和速度的稳定跟踪。
高超声速飞行器 双幂次趋近律 滑模控制 反演控制 hypersonic vehicle double-power approaching law sliding mode control backstepping control
针对具有强耦合性、严重非线性等特性的高超声速飞行器控制问题,提出了一种改进的自适应二阶滑模控制方法。首先,在高超声速飞行器纵向模型中加入不确定因素,建立了具有参数不确定性、模型不确定性以及干扰的控制模型；其次,在所建立模型的基础上,利用类二次型Lyapunov函数设计了基于super-twisting算法的二阶滑模自适应控制器；最后,仿真结果表明,对具有未知上界不确定性的系统,该方法设计的控制器较普通二阶滑模控制器,有更好的跟踪效果以及鲁棒性。
高超声速飞行器 自适应控制 二阶滑模 不确定性 hypersonic vehicle super-twisting super-twisting adaptive control second-order sliding mode uncertainty
1 西京学院信息工程学院，陕西西安 710123
2 空军工程大学防空反导学院，陕西西安 710046
3 空军工程大学研究生院，陕西西安 710046
为了对临近空间高超声速飞行器进行有效探测和预警，以 X-51A为例，计算火箭助推段、超燃发动机工作段和无动力滑翔段、飞行器蒙皮、喷管和尾焰的双波段红外辐射特性。红外辐射计算的关键在于温度和有效辐射面积的确定。根据修正 Lees驻点热流密度方法和辐射平衡时的辐射传热公式，计算出蒙皮的温度。用加力燃烧的涡喷发动机模型近似计算喷管的温度。把导弹尾焰温度分布场模型进行三段式简化，模拟出尾焰的红外辐射特性。仿真结果表明，在 X-51A的不同飞行阶段，从不同探测角度观察到的各辐射部位对总体红外辐射贡献率差异较大；速度对蒙皮的红外辐射影响较大，而喷管和尾焰的红外辐射与火箭和超燃冲压发动机的燃烧状态有关。分析指出，当高超声速飞行器飞行姿态发生变化，或者在不同的飞行阶段，更适合采用双波段进行探测。
红外辐射 高超声速飞行器 驻点热流 蒙皮 喷管 尾焰 infrared(IR) radiation, hypersonic vehicles, stagn
